Глава VIII

О ПРОЧНОСТИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

22. Перегрузки в полете

Реактивные самолеты должны иметь большую прочность, так как условия полета и посадки значительно тяжелее, чем у самолетов с винтом. Важной характеристикой для реактивных самолетов является эксплоатационная перегрузка n^э.

Напомним, что для самолета в целом эксплоатационной перегрузкой (или коэфициентом перегрузки) называют отношение подъемной силы Y к весу самолета G. В условиях горизонтального полета Y=G, следовательно, n^э=1. В условиях же криволинейного движения подъемная сила Y отличается от веса G, и иногда это различие бывает весьма большое. При этом отношении Y : G = n^э показывает, во сколько раз возрастают давления всех грузов на конструкцию самолета сравнительно с их нормальным весом; соответственно величине n^э увеличиваются и напряжения в конструкции самолета.

Рассмотрим, например движение самолета при выходе из крутого планирования или из отвесного, пикирования. В положении II (рис. 29) можно считать, что самолет движется на некотором участке по окружности радиуса r. В направлении радиуса r на самолет будут действовать составляющая силу веса Gcosθ, что и подъемная сила Y, направленная к центру окружности. Равнодействующая этих сил Y—Gcosθ есть центростремительная сила, являющаяся причиной искривления траектории самолета¹. Эта сила подобна той центростремительной силе натяжения, которая действует на массу М, вращающуюся на нити вокруг центра со скоростью v. (В нашем случае роль массы выполняет самолет, роль нити — воздушная среда.) Как известно из механики, центростремительная сила выражается через скорость движения v и радиус вращения в виде:

Таким образом,

Разделив обе части на G, найдем:

Таким образом, эксплоатационная перегрузка значительно возрастает с увеличением скорости, если радиус считать неизменным. Отсюда ясно, что при большой скорости величину r необходимо сильно увеличивать, иначе разовьются слишком большие перегрузки и возникнет риск поломки самолета.

Так как , то наибольшее значение Y будет достигнуто при V=V_max и c_y=c_ymax, т. е. если, разогнав самолет до наибольшей возможной скорости V_max резко взять ручку на себя так, чтобы угол атаки самолета соответствовал посадочному углу, коэфициент подъемной силы c_y достигнет своего максимума и вместе с тем достигнет максимума величина эксплоатационной перегрузки n^э = Y : G

Однако в действительности возникновение столь больших перегрузок (порядка 30—40) затрудняется тем, что:

1) резкому увеличению угла атаки препятствует горизонтальное оперение;

2) резкое отклонение рулей на больших скоростях невозможно, так как это требует от летчика (если не предусмотреть специальной компенсации) слишком большого усилия на ручку.

Тем не менее необходимо ограничивать резкость в управлении на больших скоростях соответственно физическим возможностям организма человека. Считается, что предельная эксплоатационная перегрузка по этим условиям не должна превышать 8 единиц. Прочность же самолета должна быть еще большей, с расчетом на разрушения при перегрузках порядка 12—13.

Заметим также, что перегрузки в полете могут возникать не только при выполнении маневра, но и при прямолинейном полете. Причиной перегрузки в этих случаях могут быть восходящие или нисходящие по отношению к самолету токи воздуха (болтанка). При встрече с восходящим или нисходящим потоком происходит резкое изменение угла атаки Δ_α .

По рис. 30 можно представить себе, что самолет неподвижен, а ему навстречу движется воздух с относительной скоростью V. Если восходящий поток имеет свою скорость u, то угол атаки самолета по отношению к равнодействующей скорости ветра увеличится на Δ_α = u : v (u мало по сравнению с v). Таким образом, угол атаки резко увеличится, а следовательно, резко увеличатся и с_y и подъемная сила y, что повлечет за собой перегрузку, большую единицы. Естественно, что чем больше и, тем перегрузка будет больше. Однако болтанка обычно не опасна для истребителей в силу того, что они в большей степени загружены при маневре; для тяжелых мало маневренных самолетов болтанка при резких вертикальных, порывах ветра (в грозу) может оказаться более опасной, чем перегрузка при выполнении маневра.

¹ Силы Р (тяга) и X нас сейчас не интересуют.

23. Особенности аэродинамической нагрузки скоростных самолетов

Аэродинамические силы, действующие на крыло самолета определяются следующими формулами: Y = c_y;    X = c _xgS ;    M c_z = mc_zgbS

Обозначения в этих формулах даны, принятые в аэродинамике. Известно, что коэфициенты с_x, с_y, m_z зависят от скорости или от числа Маха: M _a = v/a

Изменение этих коэфициентов при М_a ~ 1, т. е. при скорости, близкой к скорости звука, происходит очень интенсивно, но носит индивидуальный характер для крыльев различного профиля и различной формы. На рис. 31, а - 31, в показано примерное изменение этих коэфициентов для некоторого крыла, причем пунктиром показан характер предполагаемых кривых для значений М_a~1.

Кривая на рис. 31, а показывает, что коэфициент с_y на малых скоростях меняется мало, несколько возрастая с увеличением скорости, примерно до начала местного волнового кризиса Ма_кр.

Далее идет резкое снижение с_y

Рис. 31- а и б — примерный вид изменений коэфициентов

c_y , c_x для крыла с изменением числа М_a; в — примерный вид изменения коэфициента момента самолета m_r и m_z (без рулей) с изменением числа М_a в зависимости от c_y

и лишь в сверхзвуковой области (М_a > 1) снова возможно увеличение и далее сравнительно медленное падение. Коэфициент с_x (рис. 31, б) сначала также сравнительно мало меняется, при Ма>Ма_кр обычно наблюдается возрастание с_x, которое в дальнейшем начинает резко увеличиваться. При Ма = 1 c_x достигает максимума; в сверхзвуковой области с_x снова падает. Коэфициент m_z определяет момент аэродинамических сил относительно носка крыла. Обычно считают, что в пределах летных углов атаки

Здесь m_z — коэфициент момента при c_y, т.е. при пикиро- вании; dm_z/dc_y коэфициент, характеризующий рост m_z c изменением c_y. Примерный характер изменения коэфициентов m°_z и dm_z/dc_y дается на рис. 31, в.

Для оценки прочности следует составить момент М_ЦЖ относительно так называемого центра жесткости (Ц.Ж.) сечения крыла. Для этой точки, отстоящей от носка крыла примерно на 38—40% хорды, величина момента М_ЦЖ будет характеризовать действующий крутящий момент, воспринимаемый внутренними упругими силами продольного набора крыла. Можно положить, что M _ЦЖ = m_ЦЖ bgS

где М_ЦЖ — коэфициент момента. Из рис. 32 видно, что

По этой формуле можно, зная коэфициент m°_z и dm_z/dc_y, подсчитать для различных режимов c_y крутящий момент относительно центра жесткости (Ц.Ж.). Если m_ЦЖ = 0, это значит, что сечение не закручивается, а только изгибается, т. е. Ц.Ж. совпадает с Ц.Д. Крутящий момент М_ЦЖ для различных крыльев и при разных скоростях весьма неустойчив, в особенности резко он меняется, когда Ма_кр Ма < 1; так, например, при Ма = 0,8 он может быть в несколько раз больше, чем при Ма = 0,3, а при Ма = 0,85 снова может сильно уменьшиться. Объясняется это неустойчивым характером обтекания профиля на этих скоростях, появлением волн Маха то на верхней, то на нижней поверхности крыла. В сверхзвуковой области dm_z/dc_y~ -0,5= const, а m°_z мало; таким образом, m_ЦЖ будет пропорционально c_y . Если принять для такого сверхскоростного крыла a/b = 0,5, т. е. поместить Ц.Ж. в середине профиля, то m_ЦЖ=0, а следовательно, M_ЦЖ=0, т. е. такое крыло в полете не будет скручиваться, а будет лишь изгибаться. Приведенные графики изменении c_y, c_x, m_z, dm_z/dc_y, позволяют сделать следующие выводы о силах, деформирующих крыло:

1. Сила Y, как мы видели, пропорциональна c_y    g; с увеличением скорости, если считать угол атаки постоянным, с_y изменяется так, как это представлено на рис. 31, а, а g растет пропорционально квадрату скорости. Под эксплуатационной перегрузкой, как и на малых скоростях, будем считать:

где Р — нагрузка на 1 м².

Сравним перегрузки при одинаковых углах атаки¹, но на разных скоростях с_y в этом случае будет зависеть лишь от v. Если бы с_y было постоянным, то g, пропорциональное v², менялось бы с изменением v по параболе, что и имеет место на малых скоростях. На больших скоростях с_y g сначала, при Ма < Ма_кр, растет еще интенсивнее благодаря росту с_у далее начинается падение с_у g, а следовательно, и n^э вследствие резкого уменьшения с_у при Ма > Ма_кр.

Рис. 33. Изменение эксплоатационной перегрузки n с изменением числа Маха

На рис.33 представлен закон изменения перегрузки n с изменением Ма. Таким образом, уменьшение n^э с увеличением v можно объяснить следующим образом: самолет, достигнув очень большой скорости (Ма > Ма_кр), не сможет иногда достичь при выходе на больший угол той же перегрузки n^э, какая была у него, если бы он имел вначале меньшую скорость, соответствующую Ма < Ма_кр и тот же угол атаки. Возможность снижения коэфициентов перегрузки на очень больших скоростях (Ма > Ма_кр) можно доказать и иначе; так, например, если резко взять ручку на себя и затем снова отдать ее от себя, то самолет совершит какой-то маневр в воздухе; если менять при этом начальные скорости и вычислять каждый раз перегрузку, то окажется, что на очень больших скоростях перегрузки станут меньше.² То же подтверждается и опытным путем. Причиной этого является то, что скоростной самолет труднее управляем в полете и менее чувствителен к рулям.

Однако из сказанного нельзя делать вывод, что для прочности скоростных самолетов нужно ориентироваться на меньшие перегрузки, чем обычно, по следующим причинам:

а) самолет к моменту выхода на большой угол атаки может иметь и меньшую скорость, что требует прежних, незаниженных норм перегрузки;

б) ограничить перегрузку значит ограничить маневр самолета (уменьшить радиус r кривой, см. рис. 29); кроме того, для некоторых самолетов перегрузка n^э определяется часто не прочностью самолета, а физиологическими свойствами пилота, а потому для очень маневренных самолетов коэфициенты перегрузок определялись по физиологическим нормам пилота;

в) для скоростных самолетов запасы прочности часто получаются большими, так как требования достаточной жесткости перекрывают требования достаточной прочности.

2. Рассмотрим, что происходит при пикировании, когда с_y = 0. Проанализируем, как будут изменяться с изменением скорости сила Х_кр и момент М₂. Заметим, впрочем, что скорость при пикировании для скоростных самолетов обычно мало отличается от максимальной скорости горизонтального полета, так как коэфициент лобового сопротивления с_x самолета при больших Ма растет столь интенсивно, что даже резкое увеличение силы тяги от составляющей веса самолета в направлении движения не может намного увеличить расчетную максимальную скорость.

Расчеты и практика показывают, что на современных самолетах прирост Ма даже на 0,02—0,03, при Ма порядка 0,85—0,90 или v = 950—1 100 км/час у земли, связан со значительным ростом сил сопротивления и поэтому трудно достижим даже при пикировании. Конечно, этот вывод не относится к ракетным самолетам, так как их скорости превышают «звуковой барьер» (Ма > 1).

Таким образом, предельно достижимые скорости меняются на однотипных самолетах сравнительно мало, хотя сила лобового сопротивления крыла X_кр=c_xкрgS может сильно возрастать вследствие роста c_xкр. Этот же рост может быть существенным и при сравнительно больших углах атаки, например при выходе из пикирования в этих случаях силы, действующие в плоскости крыла, могут доходить до 30—40% от сил, действующих по нормали к крылу. Существенными могут быть эти силы также и при резком торможении самолета в воздушном бою.

Увеличение значения момента М_z с ростом Ма при пикировании обусловливается не только увеличением скорости V, но также и ростом m°_z. Можно считать, что при Ма > 0,75 m_z увеличивается на 0,08 по сравнению с его значением при малых значениях Ма. Это связано со значительным увеличением пикирующего момента (почти на 100%), а следовательно, и крутящего момента крыла.

3. Рассматривая кручение крыла скоростного самолета вообще, необходимо проанализировать, как меняются крутящие моменты относительно Ц.Ж. Выше указывалось, что на больших скоростях (Ма>Ма_кр) крутящие моменты сильно возрастают и могут резко меняться. Недостаточная жесткость крыла на кручение вредно влияет на аэродинамические и вибрационные характеристики крыла. Поэтому крылья скоростных самолетов должны обладать увеличенной жесткостью на кручение.

4. Отметим также некоторые особенности перегрузок скоростных самолетов, возникающих в полете при резком изменении угла атаки. Так, например, большие перегрузки могут получиться при внезапной остановке мотора (или обоих моторов на двухмоторном самолете), в особенности, если линия тяги проходит на значительном расстоянии от центра тяжести и выше его. В этом случае при остановке мотора возникают резкие кабрирующие моменты, а это может быть связано с резким увеличением силы Н, а также и Х_кр. Существенно также для скоростных самолетов наличие большой статической устойчивости, что возможно при большом значении Ма. Возникающие при этом резкие колебания самолета могут также иметь неприятные последствия.

5. Болтанка при полете на скоростных самолетах может играть существенную роль лишь для неманевренных самолетов. Однако даже и для неманевренных самолетов при очень больших скоростях (Ма>Ма_кр) болтанка относительно менее опасна по следующим причинам:

а) приращение угла атаки с увеличением скорости том же значении u будет меньше (см. рис. 30);

б) с увеличением угла атаки на больших скоростях растет не столь интенсивно, как на малых скоростях.

Однако снижать нормы прочности для расчетной перегрузки при болтанке нельзя, так как скоростной самолета может попасть в болтанку и на меньших скоростях полета.

¹ Надо отметить, что это сравнение, в отличие от того, что было на малых скоростях, несколько искусственно, так как при том же угле атаки на больших скоростях может меняться вся картина обтекания профиля, т. е. и Ц.Д, и направление аэродинамических сил. Известно, что в диапазоне малых скоростей определенному углу атаки соответствует одна и та же нагруженноесть.

²Правда, эти перегрузки будут более длительными.

24. Распределение нагрузки по крылу на больших скоростях

1. Распределение нагрузки по размаху. Нагрузка на единицу длины размаха крыла, по нормали к хорде, будет определяться формулой q = с_{v сеч} qb _сеч, где b _сеч — величина хорды в данном сечении (рис. 34);

c_{y сеч} — коэфициент подъемной, силы зависящий от профиля крыла. Чем тоньше крыло, тем местная наибольшая скорость потока сверху профиля V'_maх меньше (рис. 34,6 и 34, в), а следовательно, меньше также и число Маха. Как мы видели (рис. 31, а), чем больше Ма, тем (при Ма>Макр) меньше с_y; а следовательно, чем толще крыло, тем с_{y сеч}, будет меньше, а также меньше нагрузка q, пропорциональная с_{y сеч}. Таким образом, концы крыльев, где крыло относительно тоньше, при Ма > Ма кр загружаются больше. Это увеличивает изгибающие моменты на крыло, так как получается перенос нагрузки на конец крыла, что часто усугубляется деформацией крыла при кручении. Однако надо помнить, что интенсивность загрузки крыла при Ma>Ma_кр пропорциональная с_yсечg, как указаны выше, падает (рис. 33).

2. Распределение нагрузки по хорде крыла. Экспериментально установлено, что при больших числах Ма закон распределения давления по хорде значительно меняется и центр давления смещается назад; поэтому при больших скоростях значительно увеличиваются нагрузки на хвостики нервюр. Разрежение в передней части профиля заметно увеличивается не только на верхней, но иногда и на нижней поверхности крыла, что выдвигает требование местных усилений носка и особо прочной склейки обшивки и нервюр у деревянных крыльев.

25. Нагрузки оперения и фюзеляжа на больших скоростях

Различают два вида нагрузки на горизонтальное оперение: уравновешивающая нагрузка и маневренная нагрузка.

Уравновешивающая нагрузка; определяется тем моментом, который крыло создает относительно центра тяжести самолета. Так, если этот момент относительно Ц.Т. будет М'_z, то на оперение будет действовать уравновешивающая сила Р_г.о = М'_z : l_г.о (рис. 35). Сила Р_г.о может быть весьма велика, когда М'_z велико. Как мы уже видели, на малых углах атаки и на больших скоростях (например, при пикировании) действуют значительные пикирующие моменты на самолет в целом, что требует большой нагрузки на рули сверху вниз (ручка на себя).

Центр давления сил, действующих на рули, отходит по хорде оперения назад, что сильно увеличивает шарнирный момент и давление на ручку управления (о необходимости усложнения системы управления в этих случаях указывалось выше в главе 6). При сверхзвуковой скорости можно считать, что Ц. Д. находится на середине хорды руля и давление по ней распределяется равномерно. Значительные нагрузки, возникают при скольжении самолета. В случае разнесенного оперения, как показывают эксперименты, при скольжении передняя по отношению к движению половина горизонтального оперения испытывает давление снизу, а задняя — сверху (рис. 36, а). При наличии вертикальных шайб. эти давления становятся очень значительными, в особенности, когда шайбы расположены высоко над горизонтальным оперением. В этом случае лучше располагать шайбы симметрично по высоте относительно горизонтального оперения. Благодаря несимметричной нагрузке горизонтального оперения развивается большой момент М_x, скручивающий фюзеляж; этот момент может в несколько раз превосходить величину крутящего момента, вычисленного для случая среднего расположения шайб. То же получается и при скольжении самолета с обычным оперением. На реактивных самолетах оперение бывает сильно приподнято, это делается с целью вывести оперение из потока горячих газов или с целью уменьшить вредное влияние потока, сбегающего с крыла. При этом база оперения, поддерживаемого килем (рис. 36, б), обычно неширока. Это требует от конструктора обеспечения должной жесткости и прочности соединения.

Дата публикации на сайте: 15.10.2012